王日平，崔利豐，馮力，徐鑫，王小鵬，楊奔

（1.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015；2.中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063；3.中國航發(fā)西安動力控制科技有限公司，西安 710077）

0 引言

起動是航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一，包括地面起動和空中起動。發(fā)動機用戶和通用規(guī)范對起動過程基本要求是起動時間短、不超溫、不喘振、不懸掛，因此提高航空發(fā)動機起動成功率對飛機正常執(zhí)行任務(wù)起著至關(guān)重要的作用。起動系統(tǒng)分為開環(huán)起動系統(tǒng)和閉環(huán)起動系統(tǒng)，近年來，隨著高性能數(shù)字電子控制器的應(yīng)用和發(fā)展，中國在多型號發(fā)動機上實現(xiàn)了閉環(huán)起動，提高了起動成功率。但是，目前部隊配裝的發(fā)動機占主導(dǎo)地位的起動系統(tǒng)仍為液壓機械式開環(huán)起動系統(tǒng)，起動性能欠佳，尤其在高原起動困難，需要根據(jù)大氣溫度或海拔高度變化頻繁調(diào)整，增加機務(wù)工作量，影響飛行任務(wù)的執(zhí)行。另外根據(jù)用戶需求，解決發(fā)動機起動困難和頻繁調(diào)整問題，要保證飛機和發(fā)動機接口不變，因此在原有液壓機械式開環(huán)起動系統(tǒng)的基礎(chǔ)上實現(xiàn)閉環(huán)起動的需求尤為迫切。

航空發(fā)動機液壓機械式開環(huán)起動系統(tǒng)逐漸被閉環(huán)起動系統(tǒng)取代。楊懿松等在航空渦軸發(fā)動機上采用了閉環(huán)起動系統(tǒng)，通過數(shù)字電子控制器計算給定轉(zhuǎn)速速率和反饋轉(zhuǎn)速速率偏差實現(xiàn)了供油的精確調(diào)節(jié)；李勝泉等針對航空發(fā)動機起動問題提出了一種基于轉(zhuǎn)速速率閉環(huán)的燃油流量調(diào)節(jié)方法；Richter同樣提到了基于轉(zhuǎn)速速率的閉環(huán)起動控制在起動成功率上的優(yōu)勢；Sukhovii等對基于轉(zhuǎn)速速率閉環(huán)起動的控制算法進行了研究。上述對閉環(huán)起動供油調(diào)節(jié)方式的研究均為直接控制燃油計量活門開度，而對于在液壓機械式開環(huán)供油的基礎(chǔ)上進行燃油流量修正的研究仍屬空白。

本文針對某型航空發(fā)動機使用過程中存在的平原起動性能不佳、高原起動困難、需要頻繁調(diào)整和空中起動邊界較小的問題，首次提出了一種在開環(huán)起動系統(tǒng)的基礎(chǔ)上疊加供油修正系統(tǒng)后形成閉環(huán)起動系統(tǒng)的方法，并進行了試驗驗證。

1 基本原理

在原有起動裝置上，通過在主燃油泵調(diào)節(jié)器齒輪泵后燃油與計量活門后燃油之間增加帶補油油嘴的油路，并增加定壓活門、斷電放油閥、放油油嘴、層板以及由數(shù)字電子控制器控制占空比的補油電磁閥來實現(xiàn)閉環(huán)起動功能。閉環(huán)起動燃油修正原理如圖1所示。

圖1 閉環(huán)起動燃油修正原理

在起動供油階段，在高壓壓氣機轉(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速低于設(shè)定轉(zhuǎn)速時，起動閉環(huán)功能不工作，流過補油油嘴的燃油通過斷電放油閥及層板回油，回油流量與補油油嘴流量相當，對計量后燃油流量不產(chǎn)生影響。達到設(shè)定轉(zhuǎn)速后，起動閉環(huán)功能開始發(fā)揮作用，通過斷電放油閥關(guān)閉放油油嘴的回油，此時回油通過補油電磁閥以及層板實現(xiàn)。數(shù)字電子控制器對比實際升高率與起動閉環(huán)控制規(guī)律的差異，計算出占空比驅(qū)動補油電磁閥放油。當升高率與數(shù)字電子控制器設(shè)計的控制規(guī)律一致時，補油電磁閥接收到調(diào)節(jié)器輸入的50%占空比信號，補油電磁閥及層板回油流量之和與補油油嘴流量相等，對計量后燃油流量不產(chǎn)生影響；當轉(zhuǎn)速升高率低于（或高于）設(shè)計的控制規(guī)律時，調(diào)節(jié)器給出低于（或高于）50%的占空比信號，驅(qū)動補油電磁閥使回油流量減小（或增大），實現(xiàn)在起動過程中按升高率閉環(huán)對供油量的修正。閉環(huán)起動系統(tǒng)原理如圖2所示。圖中，為轉(zhuǎn)速升高率設(shè)計值；為按和修正的轉(zhuǎn)速升高率計劃值為轉(zhuǎn)速升高率實際值，可查表得到（表格內(nèi)容不再贅述）。

圖2 閉環(huán)起動系統(tǒng)原理

2 改進基礎(chǔ)

2.1 油源

某型航空發(fā)動機的起動燃油控制由主燃油泵調(diào)節(jié)器和起動裝置實現(xiàn)。其中主燃油泵調(diào)節(jié)器負責主燃油流量的計量工作；起動裝置的功能為接受到自動起動箱發(fā)出的指令，利用齒輪泵后燃油打開計量活門后燃油通往主燃燒室的供油油路。換句話說，該型發(fā)動機來自主燃油泵調(diào)節(jié)器的齒輪泵后燃油和計量活門后燃油均與起動裝置相連，改進后起動裝置正是利用這2路油源并增加補油油嘴實現(xiàn)補油功能，再通過增加1個數(shù)字電子控制器控制占空比的補油電磁閥進行放油控制，從而實現(xiàn)對主燃油泵調(diào)節(jié)器供出的燃油進行修正的功能。

2.2 數(shù)字電子控制器

為實現(xiàn)起動過程供油量基于升高率的閉環(huán)控制，控制系統(tǒng)需要采集實際升高率，并設(shè)計與大氣溫度、海拔高度等因素相關(guān)的控制規(guī)律，通過判斷實際升高率與控制規(guī)律的差異情況調(diào)整供油，以改善起動控制效果。為此研制了數(shù)字電子控制器，在原有接口中采集了和發(fā)動機進口總溫，另外其中內(nèi)置了艙壓傳感器，因此在硬件輸入環(huán)節(jié)具備了實現(xiàn)閉環(huán)起動的能力。

2.3 電氣線路

某型航空發(fā)動機原有模擬式綜合電子調(diào)節(jié)器保留了渦輪冷卻功能的2根線路，通過飛機電纜連接至發(fā)動機主接線盒上，將模擬式電子調(diào)節(jié)器改為數(shù)字式電子控制器后，風扇導(dǎo)葉角度和高壓壓氣機可調(diào)靜子葉片角度角位移測試通道不再需要硬線進行溫度補償，剩余2根線路，因此控制系統(tǒng)在硬件輸出環(huán)節(jié)也具備了實現(xiàn)閉環(huán)起動的能力。

3 詳細設(shè)計

3.1 起動裝置改進設(shè)計

由于某型發(fā)動機不需要燃油激增功能，改進后J/RT-144起動裝置取消了實現(xiàn)燃油激增功能所用的切斷活門及燃油激增調(diào)整螺釘?shù)认嚓P(guān)零組件，用堵頭、堵塞等零件封堵了相關(guān)油路，為增加實現(xiàn)閉環(huán)起動功能所用的斷電放油閥、補油電磁閥、定壓活門、放油油嘴及帶補油油嘴的油路等相關(guān)零組件提供了空間，保證了燃油接口與安裝孔相對位置與原起動裝置一致，實現(xiàn)原位換裝。

改進后J/RT-144起動裝置原理如圖3所示。在燃油修正功能不工作時，斷電放油閥保持接通，補油電磁閥保持關(guān)斷，使通過補油油嘴增加的流量全部通過放油油嘴和層板回油，此時有

式中：為層板流量；為放油油嘴流量；為補油油嘴流量。

圖3 改進后J/RT-144起動裝置原理

燃油修正功能工作時，斷電放油閥保持斷開，補油油嘴增加的流量通過補油電磁閥和層板回油，此時有

式中：（）為占空比為時補油電磁閥流量；為燃油修正流量。

當=50%時，通過補油油嘴增加的流量全部通過補油電磁閥和層板回油，此時有

式中：為=50%時補油電磁閥流量。

3.2 軟件設(shè)計

在軟件設(shè)計上新增了閉環(huán)起動控制率模塊，采用基于升高率的PID控制方法。在控制算法中設(shè)計了轉(zhuǎn)速變比例系數(shù)和轉(zhuǎn)速升高率誤差修正系數(shù)。通過辨識發(fā)動機在起動過程中不同轉(zhuǎn)速段的轉(zhuǎn)速升高率特性，設(shè)計了轉(zhuǎn)速變比例參數(shù)，使發(fā)動機在起動過程中不同轉(zhuǎn)速段下都能獲得良好的控制效果，同時設(shè)計了基于轉(zhuǎn)速升高率的誤差修正系數(shù)，加快較大誤差下的轉(zhuǎn)速升高率響應(yīng)速度，同時增強小誤差下的穩(wěn)態(tài)性能，從而提升轉(zhuǎn)速升高率閉環(huán)控制效果。

地面起動控制規(guī)律計劃值為

風車起動、慣性自動起動控制規(guī)律計劃值為

式中：為大氣壓。

4 試驗驗證

4.1 地面臺架開環(huán)試驗

4.1.1 試驗結(jié)果

開環(huán)起動供油曲線如圖4所示。從圖中可見，調(diào)整釘初始位置和調(diào)整釘里擰36響共2個狀態(tài)供油曲線，每種狀態(tài)供油曲線均為斷電放油閥通電，補油電磁閥占空比分別為20%、50%、80%，分別對應(yīng)閉環(huán)起動系統(tǒng)最大減油能力、平衡位置（不加油不減油）、最大加油能力的起動供油曲線，調(diào)整釘初始位置狀態(tài)在40%以前，供油修正能力較弱；在40%以后，供油修正能力明顯增強。調(diào)整釘里擰36響狀態(tài)在34%以前，供油修正能力較弱；在34%以后，供油修正能力明顯增強。試驗結(jié)果表明閉環(huán)起動系統(tǒng)具備燃油修正能力。

圖4 開環(huán)起動供油曲線

4.1.2 原因分析

起動控制器原理如圖5所示。從圖中可見，調(diào)整釘、高壓壓氣機后壓力以及主燃油泵調(diào)節(jié)器計量活門后油壓共同影響起動回油活門的開度。

圖5 起動控制器原理

一方面，在起動前段，起動回油活門具有一定的開度，起動裝置對供油量的修正會影響主燃油泵調(diào)節(jié)器計量活門后燃油壓力，若起動裝置做出增加供油量的修正，則計量活門后油壓升高，造成起動回油增加，一定程度減少了計量活門后油量，表現(xiàn)為起動裝置對增加供油的修正能力降低；若起動裝置做出減少供油量的修正，則計量活門后油壓會降低，造成起動回油減少，一定程度上增加了計量活門后油量，表現(xiàn)為起動裝置對減少供油的修正能力降低。隨著起動轉(zhuǎn)速的升高，起動回油活門關(guān)斷，不再對起動裝置的供油修正能力產(chǎn)生影響，此時起動裝置的供油修正能力明顯提高。

另一方面，調(diào)整釘控制起動回油活門關(guān)斷的時機，調(diào)整釘順時針方向擰入（里擰），調(diào)準彈簧預(yù)緊力增大，則起動回油活門關(guān)斷的時機會出現(xiàn)在較低的位置；相反調(diào)整釘逆時針方向擰出（外擰），調(diào)準彈簧預(yù)緊力減小，則起動回油活門關(guān)斷的時機出現(xiàn)在較高的位置。從圖4中可見，調(diào)整釘里擰36響后，燃油修正能力明顯提高的拐點從40%提前到34%。

4.2 地面臺架閉環(huán)試驗

4.2.1 失速對比試驗結(jié)果

通過調(diào)整釘里擰6響、調(diào)整釘里擰15響對起動過程進行大幅度加油，發(fā)動機在此狀態(tài)下分別進行開環(huán)起動和閉環(huán)起動，失速對比試驗供油曲線如圖6所示。在開環(huán)狀態(tài)下，發(fā)動機失速轉(zhuǎn)速下掉，起動失敗。在閉環(huán)起動后供油修正系統(tǒng)投入工作，減少供油量則發(fā)動機起動成功，可以認為閉環(huán)起動系統(tǒng)可以解決發(fā)動機起動失速的問題。

4.2.2 懸掛對比試驗結(jié)果

通過調(diào)整釘里擰0.25圈、調(diào)整釘外擰14響對起動過程進行大幅度減油，發(fā)動機在此狀態(tài)下分別進行開環(huán)起動和閉環(huán)起動，懸掛對比試驗供油曲線如圖7所示。在開環(huán)狀態(tài)下，發(fā)動機起動懸掛，起動失敗；閉環(huán)起動后供油修正系統(tǒng)工作，增加供油量發(fā)動機起動成功，可以認為閉環(huán)起動系統(tǒng)可以解決發(fā)動機起動懸掛的問題。

圖6 失速對比試驗供油曲線

圖7 懸掛對比試驗供油曲線

4.3 高空臺試驗

4.3.1 風車起動試驗結(jié)果

高空臺風車起動試驗結(jié)果見表1。從表中可見，在風車起動過程中，發(fā)動機點火成功進入轉(zhuǎn)速升高率閉環(huán)控制后，風車起動能力有所提高。其中在高度=5 km時，表速左移50 km/h（要求600 km/h）；在=8 km時，左移100 km/h（要求650 km/h）；在=10 km時，左移100 km/h（要求700 km/h）。

表1 高空臺風車起動試驗結(jié)果

4.3.2 慣性起動試驗結(jié)果

高空臺慣性起動試驗結(jié)果見表2。從表中可見，在慣性起動過程中，發(fā)動機點火成功進入轉(zhuǎn)速升高率閉環(huán)控制后，慣性起動能力有所提高。在≥8 km時，左移100 km/h（要求650 km/h）。

表2 高空臺慣性起動試驗結(jié)果

4.4 首翻期壽命試驗

閉環(huán)起動系統(tǒng)隨發(fā)動機完成了600 h首翻期壽命試驗，共進行795次起動，僅1次失敗，原因為更換主泵后點火油壓偏高，此時閉環(huán)系統(tǒng)還沒有投入工作，起動失敗次與閉環(huán)系統(tǒng)無關(guān)。

4.5 試飛考核試驗

閉環(huán)起動系統(tǒng)隨發(fā)動機完成了試飛考核試驗，空中風車起動試驗結(jié)果見表3。從表中可見，在風車起動過程中，發(fā)動機點火成功進入轉(zhuǎn)速升高率閉環(huán)控制后，風車起動能力有所提高。其中在=5 km時，左移50 km/h（要求600 km/h）；在=8 km時，左移50 km/h（要求650 km/h），在=10 km時，左移50 km/h（要求700 km/h）。

表3 空中風車起動試驗結(jié)果

空中慣性起動試驗結(jié)果見表4。從表中可見，在慣性起動過程中，發(fā)動機點火成功進入轉(zhuǎn)速升高率閉環(huán)控制后，慣性起動能力滿足要求。其中在≤8 km時，要求500 km/h；在＞8 km時，要求650 km/h。

表4 空中慣性起動試驗結(jié)果

4.6 高原驗證

配裝閉環(huán)起動系統(tǒng)的某型發(fā)動機在高原進行試驗。其中一部分發(fā)動機不經(jīng)調(diào)整就能可靠起動，另一部分起動失敗的發(fā)動機表現(xiàn)為到達68%懸掛（轉(zhuǎn)速和溫度均不升高），分析認為閉環(huán)起動系統(tǒng)在=68%時退出工作，此時加速油量偏少導(dǎo)致發(fā)動機懸掛。針對該問題，將閉環(huán)起動系統(tǒng)退出工作的改為70%，經(jīng)試驗驗證，發(fā)動機能夠可靠起動，進一步表明閉環(huán)起動的有效性。

5 結(jié)論

（1）在發(fā)動機液壓機械式開環(huán)起動系統(tǒng)的基礎(chǔ)上疊加供油修正系統(tǒng)后形成閉環(huán)起動系統(tǒng)，實現(xiàn)了發(fā)動機的閉環(huán)起動，大幅提高了發(fā)動機的起動成功率；

（2）在保證燃油接口不變的約束下，通過借用原有油源及增加電液轉(zhuǎn)換指令相結(jié)合的方式改進設(shè)計了一種帶燃油流量修正功能的起動裝置，實現(xiàn)了在原液壓機械供油規(guī)律基礎(chǔ)上進行燃油流量修正的功能，提高了發(fā)動機起動裕度。在最少增加零組件的前提下實現(xiàn)燃油調(diào)節(jié)，結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高；

（3）地面臺架閉環(huán)試驗表明，在開環(huán)起動時失速及懸掛的發(fā)動機，在閉環(huán)起動時起動成功；

（4）高空臺試驗及試飛試驗表明，閉環(huán)起動系統(tǒng)可以使空中風車起動和慣性起動包線一定程度地左移；

（5）高原驗證表明，閉環(huán)起動系統(tǒng)能夠保證發(fā)動機在高原可靠起動。